基于伞控的再入体测控系统设计

马小龙，任月慧

（北京宇航系统工程研究所，北京，100076）

0 引言

目前中国多级运载火箭除入轨级外，其余部分在分离后均为无控状态、自由再入。再入体重达数吨或十几吨的残骸，坠落地面有巨大破坏力，是一种安全隐患。中国现有发射场大多建在内陆，航迹常常经过人口稠密地区。近年来随着国民经济的发展，航区人民生产生活区域日益扩大，对残骸落入预定落区的要求更为迫切，且对预定落区的范围有进一步缩小的需求。为保证落区安全，弹道需要被反复调整，甚至影响到火箭的运载能力，发射落区安全问题日益突出，已经成为制约中国航天发展的重要因素。对于海南发射场，尽管临近海域，但依然存在海上商业航道、资源开发、国际争端等诸多不利因素，同样需要慎重考虑航区安全问题［1-3］。

再入体测控技术是落区安全控制的关键技术之一。火箭子级残骸分离后无控再入，再入体在分离干扰、外界气动力和高空风作用下，姿态高速翻转，最大实测角速度可达400（°）/s，且运动形式受外界扰动和分离体推进剂剩余量影响较大，运动规律具有一定的随机性，再入环境变化剧烈，速度变化范围大，速域范围涵盖马赫数为0.3～7，这些特点给传统测控方案带来一定挑战［4-5］。本文提出一种基于伞控的测控系统解决方案，采用惯性组合与卫星定位组合导航技术解决再入体空中定姿定位问题；采用基于软硬件信息的融合技术解决测控系统与火箭电气系统独立性和工作可靠性问题；采用北斗导航系统RD 短报文等无线链路实现了箭地通信功能。搭载飞行试验表明本方案可实现再入体再入段全程实时跟踪定位的目标，具备全自主高可靠的箭星地通信能力，为火箭再入体测控提供了一种可行的解决方案。

1 系统总体设计

1.1 系统组成

再入体测控系统组成如图1 所示，系统主要包括：飞行信息传感器（惯性测量组合，高度计）；飞行控制器（供配电模块，CPU 模块，时序输出模块，数据采编模块，箭地通信模块，GNSS模块）；执行机构（火工品，伺服操纵子系统）；外部设备（天线，火箭状态设备）等。其被用箭上电缆网连接在一起构成完整的测控系统。

图1 系统组成Fig.1 System composition

1.2 硬件设计

1.2.1 飞行信息传感器

飞行信息传感器承担飞行中再入体速度、位置等信息的获取任务，作为数据来源提供给飞行控制计算模块。惯性测量组合提供的姿态速度变化信息与GNSS 模块提供的位置信息进行组合导航计算，高度计提供的高度信息作为冗余控制和备保信息。

a）惯性测量组合。

惯性测量组合由高精度光纤陀螺、加速度计、数据采集电路、计算机板等部件组成，将加速度计和陀螺直接固联在载体上，从陀螺仪和加速度计构成的惯性组合获得机体三轴方向的角速度信号和加速度信号，在计算机板中进行补偿后通过端口对外发送。其具备上电自检测和周期自检测功能，上电后完成对设备的初始化和上电自检，进入工作状态后进行周期自检，并通过状态字实时上报设备的工作状态。其具有自对准功能，自动或通过判断输入的对准指令进入对准模式，系统在载体静止或晃动基准时具备自寻北功能。设备能够连续输出经过补偿的IMU 原始测量数据，包括对准数据、陀螺仪测量数据、加速度计测量数据、温度测量数据等，实时与计算模块进行通信，并响应通信接口相应接口指令，并输出相应数据。惯性测量组合基本组成如图2所示。

图2 惯性测量组合组成Fig.2 IMU composition

b）高度计。

高度计为绝压气压传感器，用于测量再入体所在位置的大气压力，量程不小于110 kPa，常温大气压下与标准大气压计输出比较，误差在±2 kPa、-40～60 ℃全温范围内，测量精度不大于1%FS。上电后将测量到的大气压力通过RS422串口以数字量形式传递给飞行控制计算模块。

高度计需能承受火箭飞行上升段和载入段的力热环境，同时体积小巧、质量轻、便于安装，还需要有供电保护措施保证其可靠工作。

1.2.2 飞行控制器

飞行控制器是系统设计的核心，负责完成供配电、接收外部信息、装订和运行飞行控制程序、存储飞行数据、输出时序信号和伺服控制量、适时与地面通信等功能。

a）供配电模块。

供电模块负责对飞行控制器内各模块供电，包括电流浪涌抑制电路、滤波电路、DC/DC 功率变换电路、输出滤波电路、输出控制电路、电流采样、电压采样等。配电模块为传感器、执行机构等设备供配电，接收来自电池的一次电源，完成各用电器独立电源输出。供配电模块能够将自身各路配电状态信息和供电信息通过内部总线与CPU模块和数据采编模块通信，将信息记录下来。

b）CPU模块。

CPU模块作为控制组合的任务管理和信息处理核心，负责导航算法解算、飞行控制、控制量输出、全系统资源和信息管理，并通过内部总线接收其他模块状态信息。CPU模块采用SoC+FPGA的架构，完成开关量输出输入、异步/同步串行通信、1553B 总线通信、以太网总线通信等功能。飞行中CPU模块主要功能是接收位置、姿态、高度信息和火箭的状态量输入（主要为再入体分离），按照控制律进行计算，得出伺服机构的操纵量，输出给伺服机构控制器，并接收其反馈信号实现闭环控制，同时按照既定程序输出时序指令引爆火工品。CPU模块如图3所示。

图3 CPU模块Fig.3 CPU module composition

c）时序输出模块。

时序输出模块接收来自CPU模块的控制指令，完成时序输出功能，包括飞行中的分离火工品以及伞系统相关火工品时序的输出。为了提高时序输出模块的可靠性，其采用触点并联方式输出，每个触点采用独立控制信号进行控制，同时将输出的时序信号通过光耦隔离接收后反馈CPU模块。时序模块如图4所示。

d）数据采编模块。

数据采编综合及存储模块采用FPGA作为主控芯片，完成模拟量参数的数据采集、转换处理；完成与CPU模块、GNSS模块和配电模块的通信和数据采集；控制完成接收火箭状态指示设备信息的处理和采集；控制FLASH完成数据的存储；控制完成通过USB进行数据回读；控制完成通过以太网与其他模块交互。

e）GNSS模块。

GNSS 模块分为GNSS 射频和GNSS 信息处理两个部分。GNSS 射频根据接收到的GNSS 信号进行放大，低噪放及合路单元能够对GNSS天线接入信号进行低噪声有源放大以及合路处理，使其进入到GNSS基带信号处理单元。GNSS 射频能够实现对导航卫星信号的下变频处理并对输出的中频信号进行AD 采样，以数字化的方式传送至捕获和跟踪子单元。GNSS 信息处理根据卫星捕获和跟踪的状态，能够从GNSS 基带中提取必要的卫星观测数据、广播导航电文等参数。GNSS信息处理根据配置要求，完成北斗、GPS、北斗/GPS的定位、测速以及授时处理。

f）箭地通信模块。

箭地通信模块的主要功能是将测控系统工作信息及翼伞运动状态信息进行调制、变频、滤波、功率放大后，通过遥测天线发送到地面，同时接收地面发送过来的遥控信息，通过低噪声放大、下变频、解调后，得到遥控指令，然后将其发送给箭上相关设备［5］。地面遥控指令主要用于手动控制方式，处于此方式时，地面人员根据地面数据分析得到的翼伞实时状态信息，依据理想飞行状态或者着陆点通过实时改变翼伞两侧牵引绳下拉量，发送人工遥控操纵控制指令，通过箭地通信模块上传到CPU模块，实现对翼伞飞行状态的手动归航控制。

1.2.3 执行机构

a）伺服操纵子系统。

伺服操纵子系统主要包括伺服控制器和伺服电机以及动力电池，伺服操纵子系统接收CPU指令和配电指令按照程序上电，动力电池开始供电，伺服控制器接收CPU模块的指令分别输出左右电机的操纵电压，并将执行信息反馈给CPU模块，如图5所示。

图5 伺服操纵子系统Fig.5 Servo mechanism subsystem

b）火工品。

火工品是时序指令输出的最后一环，负责飞行中的重要动作，执行CPU模块程序，完成弹盖开伞、逐级脱伞等动作，主要包括分离解锁装置、减速伞脱伞装置、垂挂释放装置、收口绳切割器、射伞火箭等。

1.2.4 外部设备

a）天线。

天线包括GNSS模块的导航接收天线和多功能发射天线，该天线采用四分集或二分集［6］，天线沿再入体周向在不影响安装的情况下按照360°均布设计，以期在再入段姿态不稳定时维持导航接收和报文发射。

天线还包括箭地通信模块中的遥测发射天线和指令接收天线，均采用微带双天线形式设计，共同安装在天线支架上，为保证最大范围传输，对称安装2个遥测发射天线和2个指令接收天线。

b）火箭状态指示设备。

再入体测控系统被设计为与火箭电气系统无接口各自独立工作，因此需自行获取再入体分离状态作为测控系统后续工作的起点。火箭状态指示设备为无源触点，可设计为行程开关或者分离插头，用以将分离信号提供给数据采编模块，送CPU 模块作为工作起点。为避免单点失效或者误动作，须考虑冗余措施。

1.3 软件设计

飞行控制软件安装在CPU模块中，主要完成飞行过程中的GNC 控制、时序控制、分离信号采集、信号判断、归航控制等功能，如图6所示［7］。

图6 软件功能模块Fig.6 Software function module

飞行控制软件在飞行过程中分为待命段、上升段、再入段、落地段。软件程序关系如图7所示。

图7 软件程序关系Fig.7 Software program

1.3.1 待命段

系统上电后软件启动并初始化，检测系统状态，读取GNSS模块、惯组模块、高度计模块并循环判断是否起飞，通过惯组输出的视加速度的大小和GNSS模块输出的速度位置及高度计输出的换算高度综合判断火箭是否起飞，从而进入下一阶段。

1.3.2 上升段

开始组合导航计算，根据惯组陀螺和加速度表测得的信息，用滤波算法［8］将GNSS数据和惯组数据进行融合，从而得到再入体位置、速度、姿态的最优估计，同时准备接收分离信号并进入下一阶段。

1.3.3 再入段

如果判断再入体已经分离，则进入再入段工作流程，本段是主要工作段，姿态位置信息接收，采用组合导航解算出的高度信息、高度计、分离信号，通过一定逻辑判断［9］，计算发出开伞和后续时序指令，根据归航控制算法输出控制量，通过控制翼伞的操纵绳，不断调整伞系统的速度矢量［10］，使再入体飞向预定区域并避开设置好的避障点，同时将数据通过箭地通信发回地面。

1.3.4 落地段

通过惯组输出的视加速度的大小以及高度计输出来综合判断火箭是否落地，如果判断再入体已经落地，则进入再入段工作流程，主要工作为断火工品线路、伺服操纵子系统、箭地通信模块电源，以北斗卫星报文为主要通信手段［11］将落地定位信息发回。

2 结束语

本文介绍了一种基于伞控的再入体测控系统设计软硬件方案。搭载飞行试验表明本方案可实现火箭再入体再入段测控功能，具备全自主独立箭地通信能力，为再入体落区控制提供一种工程可行的解决方案。